JPS6318559B2 - - Google Patents
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- JPS6318559B2 JPS6318559B2 JP54166287A JP16628779A JPS6318559B2 JP S6318559 B2 JPS6318559 B2 JP S6318559B2 JP 54166287 A JP54166287 A JP 54166287A JP 16628779 A JP16628779 A JP 16628779A JP S6318559 B2 JPS6318559 B2 JP S6318559B2
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Description
【発明の詳細な説明】
本発明は、ヘリコプタに係り、特に外部空気抵
抗、ラム抵抗、乱流、尾部振動、排気ガスの再吸
入を最小にすべく改良された主ロータパイロンの
構造に係る。DETAILED DESCRIPTION OF THE INVENTION The present invention relates to helicopters, and more particularly to an improved main rotor pylon structure to minimize external air drag, ram drag, turbulence, tail vibration, and exhaust gas re-inhalation.
ツインエンジンデザインのヘリコプタに於いて
は、従来排気ガスはヘリコプタの両側に於いて横
方向に放出されており、これによつて抗力が発生
する。またヘリコプタのパイロンは、米国意匠特
許第239930号に示されている如く、飛行中に流れ
の剥離を生ずるように構成されており、従つて追
加の抗力を生ずる。同様に横方向へ排気ガスを放
出すること及び湾曲したパイロン表面を有する構
造は米国意匠特許第186796号に示されている。 In twin-engine design helicopters, exhaust gases are traditionally released laterally on both sides of the helicopter, which creates drag. Helicopter pylons are also constructed to create flow separation during flight, thus creating additional drag, as shown in US Design Patent No. 239,930. A similar structure with lateral exhaust gas discharge and curved pylon surfaces is shown in US Design Patent No. 186,796.
従来一般のヘリコプタ構造に於いては、エンジ
ン排気ガスはエンジンコンパートメントパイロン
の後方にて一般に45゜程度の角度にてヘリコプタ
の両側へ比較的低い速度にて放出されている。か
かる構造は空気の入口に於いて生ずるラム抗力
(空気質量流量×飛行速度)が排気運動量によつ
て打消されないという欠点を有する。これは排気
速度が低いこと及び排気角度の余弦効果によるも
のである。従つてエンジンを通る空気流の正味運
動量が低く、また航空機の外部に生ずる種々の空
気力学的抗力に加算されて損失となるものであ
る。この種の従来の構造の他の一つの欠点は、排
気ガスの流れによつて排気ガスの後方に於けるパ
イロンの後部に生ずる流れの剥離が誘起され、外
部抗力を増加させることである。この種の従来の
構造に於ける第三の欠点は、排気の後方に於ける
流れが通常乱流となり、或る飛行帯域に於いては
尾部振動の問題を生ずることである。更に第四の
欠点は、ヘリコプタが停滞乃至それに近い飛行状
態にあるとき、排気ガスが再吸入され、エンジン
温度が上昇し、その出力が低下することである。 In conventional helicopter construction, engine exhaust gases are discharged at relatively low velocities to both sides of the helicopter aft of the engine compartment pylon, typically at an angle of about 45 degrees. Such a structure has the disadvantage that the ram drag (air mass flow x flight speed) occurring at the air inlet is not canceled by the exhaust momentum. This is due to the low pumping speed and the cosine effect of the pumping angle. Therefore, the net momentum of the airflow through the engine is low and is a loss in addition to the various aerodynamic drag forces external to the aircraft. Another disadvantage of this type of conventional construction is that the exhaust gas flow induces flow separation at the rear of the pylon behind the exhaust gas, increasing external drag. A third disadvantage of this type of conventional design is that the flow aft of the exhaust is usually turbulent, creating tail vibration problems in certain flight bands. A fourth disadvantage is that when the helicopter is in stationary or near-stationary flight conditions, exhaust gases are re-inhaled, increasing engine temperature and reducing its power output.
かかる従来の構造に於いても、流れの剥離を低
減するために、選択的に形が変えられるパイロン
を用いることは行なわれているが、このように選
択的に形を変えることは製造コストを増大させる
ものである。かかる構造は米国特許第3008671号
に示されている。 Even in such conventional structures, pylons whose shape can be selectively changed have been used to reduce flow separation, but selectively changing their shape in this way reduces manufacturing costs. It is something that increases. Such a structure is shown in US Pat. No. 3,008,671.
本発明の主たる目的は、流れの剥離及びそれに
付随する抗力の増加、乱流及び排気ガスの再吸入
を阻止すべく、胴体に沿う境界層流が選択的に付
勢されることにより改良されたヘリコプタを提供
することである。 The primary object of the present invention is to improve the boundary layer flow along the fuselage by selectively energizing it to prevent flow separation and the associated increase in drag, turbulence and re-inhalation of exhaust gases. To provide helicopters.
本発明によれば、主ロータパイロンの頂面はそ
の後部に選択的に湾曲したリツプを有するロータ
ヘツドウエル開口を郭定するよう構成されてお
り、これによつて該頂面の多くはほぼ自由流の方
向に延在し、即ちヘリコプタの飛行方向に反対の
方向に延在し、該湾曲リツプの後流側の或る選択
された位置には境界層制御スロツトが設けられ、
ここで境界層を付勢するようになつており、エン
ジン及びオイルクーラの排気が後流方向へ向けて
ほぼ巡航速度にてパイロンを横切つて横方向へ延
在する一つ或はそれ以上のポートより噴出されて
流れを付勢するようになつており、前記パイロン
の頂面はオーバハングした鋭いリツプにて終わつ
ており、ここで流れの剥離を誘起し、航空機の側
面に沿つて空気流より排気流を分離し、エンジン
排気ガスがヘリコプタの尾部に衝突することを遅
らせるようになつている。 In accordance with the present invention, the top surface of the main rotor pylon is configured to define a rotor headwell opening with a selectively curved lip at its rear, thereby leaving much of the top surface substantially free. a boundary layer control slot extending in the direction of flow, i.e., extending in a direction opposite to the direction of flight of the helicopter, at a selected location on the wake side of the curved lip;
The boundary layer is now biased so that the engine and oil cooler exhaust flows into one or more pylons extending laterally across the pylon at approximately cruising speed in the wake direction. The top surface of the pylon terminates in a sharp overhanging lip that induces flow separation and directs the airflow along the sides of the aircraft. It separates the exhaust flow and delays engine exhaust gases from impinging on the tail of the helicopter.
本発明の他の一つの目的は、エンジン及びトラ
ンスミツシヨンのオイルクーラがダクト中に配置
され、該ダクトを通つて空気がポンプ送りされ、
該空気はオイルクーラ上を熱交換関係に流れ、加
熱された後、境界層制御スロツト及びエンジン排
気ポートに対し横方向に整合し且つエンジン排気
ポート間に配置された排気ポートを経て排出され
る如きヘリコプタを提供することである。 Another object of the invention is that the engine and transmission oil coolers are arranged in a duct through which air is pumped;
The air flows in heat exchange relation over the oil cooler, is heated, and then is discharged through an exhaust port laterally aligned with and disposed between the boundary layer control slot and the engine exhaust port. To provide helicopters.
本発明の更に他の一つの目的は、主ロータパイ
ロンの頂面に三つの境界層制御ステーシヨン、即
ちロータウエル開口の後側に於ける湾曲したリツ
プ、その後流に於ける境界層制御スロツト、及び
その後流に於ける排出ポートが設けられているこ
とであり、これらは全てパイロン頂面の後端に於
けるオーバハングしたリツプと共働するようにな
つている如き改良されたヘリコプタを提供するこ
とである。 Yet another object of the invention is to provide three boundary layer control stations on the top surface of the main rotor pylon: a curved lip on the aft side of the rotor well opening, a boundary layer control slot on the aft side; To provide an improved helicopter, evacuation ports in the pylon are provided, all of which are adapted to cooperate with an overhanging lip at the aft end of the pylon top surface. .
本発明の更に他の一つの目的は、エンジン及び
オイルクーラの排気ガスがほぼ高い巡航速度に於
いて放出され、従つて充分高い速度にて放出され
ることにより、排気ガスが実質的に冷却される以
前にそれが主ロータによつて下方へ押流されヘリ
コプタの胴体に衝突することがないようにし、更
にヘリコプタが排徊しているとき地面の影響によ
つてロータの中心の下方に形成される再循環空気
の泡より充分外側の位置へ排気ガスをその運動量
によつて搬送する如く改良されたヘリコプタを提
供することである。 Yet another object of the present invention is that engine and oil cooler exhaust gases are discharged at substantially high cruising speeds, and therefore are discharged at sufficiently high speeds so that the exhaust gases are substantially cooled. This prevents it from being swept downwards by the main rotor and colliding with the fuselage of the helicopter, and further prevents it from forming below the center of the rotor due to the influence of the ground when the helicopter is loitering. An object of the present invention is to provide an improved helicopter whose momentum conveys exhaust gas to a location well outside the recirculated air bubble.
本発明の更に他の一つの目的は、最適状態に小
さくされた空気入口ダクトを経てエンジンのイン
レツトプレナムへ空気が供給され且つエンジン区
画が冷却される如き改良されたヘリコプタを提供
することである。 Yet another object of the present invention is to provide an improved helicopter in which air is supplied to the engine inlet plenum and the engine compartment is cooled through an optimally reduced air inlet duct. .
本発明のその他の目的及び利点は以下に添付の
図を参照して行なわれる実施例の説明より明らか
となるであろう。 Other objects and advantages of the present invention will become apparent from the following description of embodiments with reference to the accompanying drawings.
第1図に於いて10にて全体的に示されたS―
76へリコプタは胴体12を有し、該胴体は前縁部
14、尾部16、主ロータ18及び尾部ロータ2
0を備えている。胴体12は操縦室22、客室2
4、及び主ロータパイロン26を含んでいる。ヘ
リコプタ10は前縁部14と尾部16の間に延在
する縦方向寸法と左弦及び右弦の間に延在する横
方向寸法と揚力ロータの頂部と胴体の底部の間に
延在する垂直方向寸法とを有する。このS―76へ
リコプタはガスタービンエンジンを有し該エンジ
ンは大気中へ排気ガスを放出し、従来の要領によ
り、また以下に記述される如く、主ロータを主ロ
ータトランスミツシヨンを経て駆動すると同時に
尾部ロータをも駆動する。 S-, generally indicated at 10 in FIG.
76 helicopter has a fuselage 12 that includes a leading edge 14, a tail 16, a main rotor 18, and a tail rotor 2.
0. The fuselage 12 has a cockpit 22 and a cabin 2
4, and a main rotor pylon 26. The helicopter 10 has a longitudinal dimension extending between the leading edge 14 and the tail 16, a lateral dimension extending between the left and right chords, and a vertical dimension extending between the top of the lift rotor and the bottom of the fuselage. and a directional dimension. The S-76 helicopter has a gas turbine engine that emits exhaust gases to the atmosphere and drives the main rotor through a main rotor transmission in conventional manner and as described below. At the same time, it also drives the tail rotor.
ヘリコプタの技術に於いては、航空機が空気中
を飛行することにより生ずる抗力を最小にするこ
とが極めて重要である。かかる寄生抗力の多くは
主ロータパイロン26の近傍に於いて生じ、これ
は主ロータによる空気の下方への押下げに影響さ
れるものである。従来のヘリコプタに於いては、
例えば上述の米国意匠特許第239930号に於ける如
く、ロータウエル開口は鋭いリツプを有し、ガス
タービン排気ガスはロータパイロンの両側に於い
て横方向に排出されており、或は胴体の他の箇所
に於いて約45゜の角度をもつて排出されている。
本発明者はかかる構造は好ましからざる抗力を生
ずることを見出し、S―76ヘリコプタの主ロータ
パイロンをかかる従来の技術に於ける欠点を克服
すべく構成した。本発明がよりよく理解されるよ
う、以下にまず従来の技術の欠点を説明する。 In helicopter technology, it is extremely important to minimize the drag created by the aircraft flying through the air. Much of this parasitic drag occurs in the vicinity of the main rotor pylon 26 and is affected by the downward force of the air by the main rotor. In conventional helicopters,
For example, as in the above-mentioned U.S. Design Patent No. 239,930, the rotor well opening has a sharp lip, and the gas turbine exhaust gases are discharged laterally on both sides of the rotor pylon, or elsewhere in the fuselage. It is ejected at an angle of approximately 45°.
The inventors have discovered that such a construction creates undesirable drag forces, and have constructed the main rotor pylon of the S-76 helicopter to overcome these deficiencies in the prior art. In order that the present invention may be better understood, the drawbacks of the prior art will first be explained below.
第2図は主ロータパイロンの頂面或は頂部の従
来の構造であつて主ロータ軸の後流側の構造を解
図的に示す図である。図示の如く、この従来の構
造に於いては、ロータの前面抗力の好ましからざ
る影響を無視するとしても、流れの剥離及びそれ
によつて生ずる圧力的抗力を避けるべく構造を充
分に流線形にすることが行なわれていない。この
表面に対する垂直線に沿う速度プロフイルは該表
面に沿つて場所Aより場所Fまで図示の如く変化
する。場所Aに於いては、流れの速度は表面が実
質的に直線状であり且つ自由流或は飛行方向に平
行である領域に於いてその上流側に位置するロー
タヘツドに基く速度の損失がないと仮定したとき
の曲型的な流れの速度状態が生じている。この場
合、表面より或る距離離れた所に於ける流れの速
度は実質的に一定であり、自由流の速度に等し
い。表面に近い領域に於いては、境界層の影響が
顕著であり、速度は表面に於いてちようど零とな
るよう減少する。境界層の厚さは表面より速度が
ほぼ一定となる位置までの距離である。 FIG. 2 is a diagram schematically showing the conventional structure of the top surface or top portion of the main rotor pylon, which is the structure on the downstream side of the main rotor shaft. As shown, in this conventional structure, the structure is sufficiently streamlined to avoid flow separation and resulting pressure drag, even ignoring the undesirable effects of rotor frontal drag. is not being carried out. The velocity profile along a line perpendicular to this surface varies as shown from location A to location F along the surface. At location A, the velocity of the flow is such that the surface is substantially straight and there is no loss of velocity due to the rotor head located upstream of it in the region of free flow or parallel to the direction of flight. The assumed curved flow velocity state is occurring. In this case, the velocity of the flow at a distance from the surface is substantially constant and equal to the velocity of the free stream. In the region close to the surface, the influence of the boundary layer is significant and the velocity decreases to zero just at the surface. The thickness of the boundary layer is the distance from the surface to the point where the velocity is approximately constant.
場所Bは場所Aより後流側であつて表面が尚実
質的に平らであり、自由流或は飛行方向に平行な
場所を表わしている。ここでの速度の分布は場所
Aに於けるそれと質的には同じであるが、境界層
の厚みは連続して粘性抵抗が作用した影響によつ
て増大している。 Location B is downstream of location A and represents a location where the surface is still substantially flat and is free-stream or parallel to the direction of flight. The velocity distribution here is qualitatively the same as that at location A, but the thickness of the boundary layer increases due to the effect of continuous viscous drag.
場所Cは更に下流側であつて表面が自由流或は
飛行方向より幾分それる方向へ湾曲した領域を表
わす。場所Cに於いては、流れ速度のプロフイル
の形を変えるべく新しい要素が加わつている。表
面が湾曲するときには常に該表面に沿う圧力に変
化が生じ、図示の場合には圧力勾配は逆であり、
即ちCに於ける表面の圧力はBに於けるそれより
大きく、かかる圧力勾配によつて表面に近い空気
の流れは減速される。この圧力勾配は第3図に示
されており、これは楕円形物体の周りの理論的な
理想流を示している。この物体の前縁に於いては
流れは澱み点に達し、表面圧力は周囲流体圧力に
対し正である。物体の側部の周りに於いては流れ
は加速され、表面圧力は徐々にマイナスとなり
(即ち周囲圧力より低くなり)、物体の厚みが最大
となる点にて最も低くなる。非圧縮性であり粘性
のない理想流体の場合には、第3図に示す如き対
称物体上の流れは対称となり、即ち流れの場の後
流部は流れの場の上流部の鏡像をなし、後部の澱
み点が存在し、ここでは表面圧力は再び正とな
る。第3図を見ると物体の最大厚み点と物体の後
端の間に逆圧力勾配が存在すること、即ち表面に
沿う流れの方向に圧力が増大すること、が明らか
である。この圧力の増大は表面に於ける速度を物
体の厚みが最大である点に於ける或る比較的高い
値より後方澱み点に於ける零の値まで減少させる
結果を生ずる。 Location C is further downstream and represents a region where the surface is curved in a direction somewhat deviating from the free flow or flight direction. At location C, a new element is added to change the shape of the flow velocity profile. Whenever a surface curves, there is a change in pressure along the surface; in the case shown, the pressure gradient is reversed;
That is, the surface pressure at C is greater than that at B, and this pressure gradient slows the flow of air near the surface. This pressure gradient is shown in Figure 3, which represents the theoretical ideal flow around an elliptical object. At the leading edge of the body, the flow reaches a stagnation point and the surface pressure is positive relative to the ambient fluid pressure. Around the sides of the object, the flow accelerates and the surface pressure becomes progressively negative (ie, lower than ambient pressure) and is lowest at the point of maximum thickness of the object. In the case of an ideal fluid that is incompressible and non-viscous, the flow over a symmetrical object as shown in Figure 3 is symmetrical, i.e. the downstream part of the flow field is a mirror image of the upstream part of the flow field, There is a rear stagnation point where the surface pressure is again positive. It is apparent from FIG. 3 that there is an adverse pressure gradient between the point of maximum thickness of the object and the rear end of the object, ie, the pressure increases in the direction of flow along the surface. This increase in pressure results in the velocity at the surface decreasing from a relatively high value at the point of maximum object thickness to a zero value at the rear stagnation point.
再び第2図について見ると、場所BとCの間の
逆圧力勾配は表面に近い空気の流速を低下させ、
一定圧力領域に於ける境界層厚さの正常な成長よ
りもより高い成長速度にて境界層を成長せしめ
る。場所Cに於ける速度プロフイルは場所A及び
Bに於ける速度プロフイルと比較して著しく異な
つている。更に後流側の場所Dに於いては、引き
続いて生ずる逆圧力勾配により、表面に近い空気
の速度は表面に於いて零となるばかりでなく、表
面より或る短い距離離れた位置に於いても零に近
づいている。これより更に後流側の場所E及びF
に於いては、引き続いて作用する逆圧力勾配によ
つて、表面に近い流れは逆方向となり、即ち空気
は正常な流れの場に反して上流へ向けて流れる。
かかる状態は剥離離れと称されおり、これが始ま
る場合Dが剥離点と称される。剥離領域に於ける
流れは通常乱流であり、振動状態にあり、高い抗
力を生ずる。 Referring again to Figure 2, the adverse pressure gradient between locations B and C reduces the velocity of air near the surface;
This causes the boundary layer to grow at a higher growth rate than the normal growth of boundary layer thickness in the constant pressure region. The speed profile at location C is significantly different compared to the speed profiles at locations A and B. Further downstream, at location D, due to the subsequent adverse pressure gradient, the velocity of the air near the surface not only becomes zero at the surface, but also at some short distance from the surface. is also approaching zero. Locations E and F further downstream from this
In this case, the subsequent adverse pressure gradient causes the flow near the surface to be reversed, ie, the air flows upstream against the normal flow field.
Such a condition is referred to as delamination, and when this begins, D is referred to as the delamination point. The flow in the separation region is usually turbulent and in an oscillatory state, producing high drag forces.
かかる高い抗力が生ずる理由は、第4図を参照
することによりよりよく理解されよう。この図は
第3図に於ける物体の周りの曲型的な流れの場を
示すものであるが、この場合には流体は実際の流
体であり、或る小さいしかし零ではない粘性を有
するものとされている。この粘性によつて境界層
が発達し、表面近くの流速は理想状態のそれより
も低下する。第4図に於ける物体の前半上に於い
ては圧力勾配は好ましい状態にあり、即ち表面圧
力は流れの方向に沿つて減少し、従つて流体は加
速され、粘性による減速効果を克服する傾向にあ
る。その結果、第4図に於ける物体の前半上に於
ける流線及び物体の表面に沿う圧力分布は第3図
に示す理想的な場合に実質的に等しい。しかしな
がら第4図に於ける物体の後半上に於ける流れは
粘性によつて著しく変えられている。表面近くの
速度が低下することにより表面近くの流れはもは
や流体を第3図の澱み点まで運ぶ運動量を有しな
い。その代わり流れは既に説明された要領にて剥
離し、第3図に於ける後方澱み点は生じない。こ
のように著しく変更された流れの場は通常物体の
後点に僅かな負圧を生ずる。但しその負圧は物体
の最大厚み点に於けるそれほど低くはない。第3
図に示す理想的な場合には、前縁に於ける正の圧
力は後縁に於けるこれと等しい正の圧力によつて
平衡され、物体には何らの抗力が作用しない。し
かし第4図に示す実際の流体の場合には、前縁に
於ける正の圧力は平衡されず、大きな圧力抗力が
生じ、更にこれに加えて流体と物体の間に生ずる
粘性剪断力により物体には直接抗力が作用する。
かかる現象のより詳細な記述は1965年NeW
Jersey,Brick Town,Post Office Box32,
Hoerner Fluid Dynamics発行のDr.Sighard F.
Hoerner著“Fluid Dynamic Drag”なる文献中
に含まれている。 The reason for such high drag forces may be better understood by referring to FIG. This figure shows the curved flow field around the object in Figure 3, but in this case the fluid is an actual fluid, with a certain small but non-zero viscosity. It is said that This viscosity causes the development of a boundary layer and the flow velocity near the surface is lower than that under ideal conditions. Over the first half of the body in Figure 4, the pressure gradient is in a favorable state, i.e. the surface pressure decreases along the direction of flow, so the fluid tends to accelerate and overcome the decelerating effects of viscosity. It is in. As a result, the streamlines on the front half of the object in FIG. 4 and the pressure distribution along the surface of the object are substantially equal to the ideal case shown in FIG. However, the flow over the second half of the object in FIG. 4 is significantly altered by viscosity. Because the near-surface velocity decreases, the near-surface flow no longer has the momentum to carry the fluid to the stagnation point in FIG. 3. Instead, the flow separates in the manner previously described and the rear stagnation point in FIG. 3 does not occur. This significantly altered flow field usually creates a slight negative pressure at the rear of the object. However, the negative pressure is not as low as at the point of maximum thickness of the object. Third
In the ideal case shown, the positive pressure at the leading edge is balanced by an equally positive pressure at the trailing edge, and no drag is exerted on the object. However, in the case of the actual fluid shown in Figure 4, the positive pressure at the leading edge is not balanced, creating a large pressure drag, and in addition to this, the viscous shear force generated between the fluid and the object causes the object to move. A direct drag force acts on .
A more detailed description of such phenomena can be found in the 1965 NeW
Jersey, Brick Town, Post Office Box 32,
Dr. Sighard F. published by Hoerner Fluid Dynamics.
It is included in the document “Fluid Dynamic Drag” by Hoerner.
S―76ヘリコプタに於けるかかる流れの剥離と
抗力増大の問題を解決するために、本発明者は主
ロータパイロンを、それに沿う三つの場所に境界
層制御装置を設け、これらの境界層制御装置が以
下に説明される如く互に共働し、流れの剥離とそ
れに伴う抗力を生ずることなくパイロン上の空気
流がその後方へ放出されるように、構成した。本
発明の構造により得られる利益は第5図に示され
ている。第5図はS―76ヘリコプタの主ロータパ
イロン26を解図的に示す図であり、ロータヘツ
ドウエル28よりロータヘツドウエル開口30を
経て胴体より外側にある位置へ延在する主ロータ
18を示している。主ロータ18はこの位置で回
転し、揚力を発生し、その正常なヘリコプタ機能
を行なわせるものである。主ロータ18は主ロー
タトランスミツシヨン32により支持され、これ
によつて駆動されるようになつている。トランス
ミツシヨン32はロータヘツドウエル28内に固
定配置されており、一つ或はそれ以上のガスター
ビンエンジン34により図には示されていない従
来の駆動列を経て駆動されるようになつている。 In order to solve the problem of flow separation and increased drag in the S-76 helicopter, the present inventor installed boundary layer control devices at three locations along the main rotor pylon, and these boundary layer control devices are constructed such that they cooperate with each other as described below to allow the airflow over the pylon to be discharged behind it without flow separation and associated drag. The benefits obtained with the structure of the present invention are illustrated in FIG. FIG. 5 schematically shows the main rotor pylon 26 of the S-76 helicopter, showing the main rotor 18 extending from the rotor headwell 28 through the rotor headwell opening 30 to a position outside the fuselage. ing. The main rotor 18 rotates in this position, producing lift and permitting its normal helicopter function. Main rotor 18 is supported by and is driven by main rotor transmission 32. Transmission 32 is fixedly disposed within rotor headwell 28 and is adapted to be driven by one or more gas turbine engines 34 via a conventional drive train (not shown). .
S―76主ロータパイロン後部の空気力学的機能
は第5図に示されている。主ロータ18より後方
の領域に於いては、ロータ、プツシユロツド及び
ブレードの根元端に比較的高い抗力が作用するこ
とから、流れ速度は比較的低く且つ乱流状態にあ
る。場所1は主ロータ18に近いその後方の場所
に於ける主ロータパイロン頂面36に対し垂直な
線に沿つての典型的な流速分布プロフイルを示
す。パイロン頂面36に近い位置では流速はロー
タヘツドウエル開口30の後縁38の設計によつ
て影響される。主ロータパイロンの幾何学的形
状、ロータによる下吹き効果、前進飛行中の胴体
或はボデーのトリム姿勢に影響されて、かなりの
量の空気がロータヘツドウエル28内へその前方
より流入する。この空気の多くは何らかの要領に
よつて該ウエルより流出しなければならない。こ
れまでのヘリコプタの設計に於いては、一般にウ
エル開口の後縁リツプが鋭く形成されており、こ
れによつて部分的に流れの剥離が生じ、ロータヘ
ツドウエル28より流出する空気流にはほとんど
流れ方向の運動量が残されていない状態にあつ
た。本発明による構造に於いては、ロータヘツド
ウエルの後縁リツプ38は曲率半径を徐々に変化
させる翼形断面を有するように特別に湾曲された
丸みを持つた形状に作られており、ウエルより流
出する流れは下流方向即ち自由流方向或は飛行方
向に実質的に沿うように曲げられ、これによつて
運動量損失を最小限にし抗力を減ずずることが図
られている。第5図に於ける場所1に於いて示さ
れている如きパイロン頂面36に近い位置に於け
る流速は、従来の構造に於けるそれに比して増大
しており、これによつて主ロータパイロンの全域
に亘つて抗力を大きく低減する効果が得られる。 The aerodynamic features of the aft part of the S-76 main rotor pylon are shown in Figure 5. In the area aft of the main rotor 18, the flow velocity is relatively low and turbulent due to the relatively high drag forces acting on the rotor, pushrods and root ends of the blades. Location 1 shows a typical flow velocity distribution profile along a line perpendicular to the main rotor pylon top surface 36 at a location near and aft of the main rotor 18. Near the pylon top surface 36, the flow rate is influenced by the design of the trailing edge 38 of the rotor headwell opening 30. A significant amount of air flows into the rotor headwell 28 from the front, depending on the geometry of the main rotor pylon, the down-blowing effect of the rotor, and the trim attitude of the fuselage or body during forward flight. Much of this air must flow out of the well in some way. Previous helicopter designs typically have a sharp trailing lip of the well opening, which creates a partial flow separation, resulting in very little airflow exiting the rotor headwell 28. There was no momentum left in the flow direction. In a construction according to the invention, the trailing edge lip 38 of the rotor headwell is shaped with a specially curved radius to have an airfoil cross-section with a gradually varying radius of curvature, and the trailing edge lip 38 of the rotor headwell is shaped with a specially curved radius to have an airfoil cross-section with a gradually varying radius of curvature. The exiting flow is bent substantially along the downstream or freestream or flight direction, thereby minimizing momentum loss and reducing drag. The flow velocity near the pylon top surface 36, as shown at location 1 in FIG. The effect of greatly reducing drag force can be obtained over the entire area of the pylon.
ロータヘツドウエル開口30、特にその後縁リ
ツプ38の形状がよりよく理解されるよう、次に
第11図〜第13図について説明する。まず第1
1図について見ると、図示の実施例に於いては、
ロータヘツドウエル開口30はほぼ15インチ(38
cm)の半径を有し、選択的に湾曲されたリツプ3
8の頂部の最も後縁側にある面は開口30及び航
空機の縦軸線15に沿つて開口の中心より後方へ
約5インチ(13cm)離れた点を中心として描かれ
た同様の曲率の円弧によつて郭定されている。第
11図及び第12図に最もよく示されている如
く、開口30の前縁39は曲率半径1インチ
(2.5cm)のものであり、ロータヘツドウエル開口
30の周縁のほぼ180゜の範囲に亘つて延在する。
断面D―D及びE―Eに於けるこの湾曲形状は同
一であり、第12図に示されている如きものであ
る。 To better understand the shape of the rotor headwell opening 30, and in particular the trailing edge lip 38, reference will now be made to FIGS. 11-13. First of all
Referring to FIG. 1, in the illustrated embodiment,
Rotor headwell opening 30 is approximately 15 inches (38
selectively curved lip 3 with a radius of cm)
The trailing-most surface of the top of 8 is defined by an arc of similar curvature centered on the aperture 30 and a point approximately 5 inches (13 cm) aft aft of the center of the aperture along the longitudinal axis 15 of the aircraft. It has been defined as such. As best shown in FIGS. 11 and 12, the leading edge 39 of the aperture 30 has a 1 inch (2.5 cm) radius of curvature and extends approximately 180° around the circumference of the rotor headwell aperture 30. extend across.
This curved shape in cross-sections DD and EE is the same and is as shown in FIG.
後端リツプ38は場所A―A、B―B、C―C
及び軸線15に沿う飛行方向に平行なその他の断
面に於いて或る選択された同一の翼形形状をなす
ように形成されている。この湾曲した後縁リツプ
38は開口30の周縁のほぼ180゜の領域に亘つて
延在し、軸線15上にその曲率中心を有し、また
前縁39と後端リツプ38の間に適当な遷移断面
を有するようになつている。 The rear lip 38 is located at locations A-A, B-B, and C-C.
and the same selected airfoil shape in other cross sections parallel to the flight direction along the axis 15. This curved trailing lip 38 extends approximately 180° around the periphery of the opening 30, has its center of curvature on the axis 15, and has a suitable distance between the leading edge 39 and the trailing lip 38. It has a transition cross section.
場所A―A、B―B、或はC―Cのいずれに於
いても、リツプ38の断面形状曲線は第13図に
示す如きものである。実際の後端リツプ38に関
するこのような曲線は曲率半径が連続的に変化す
るものであるが、第13図に於ては図示の如く幾
つかの曲率半経の曲線を接続することにより近似
した形状とされている。第13図に示す如く、後
端リツプ38の機内側の部分は最大の曲率を有
し、曲率半径1インチで約90゜の範囲に亘る円弧
によつて描かれており、表面36bより約3イン
チ機内側に偏倚した位置にある。この部分aより
機外側には曲率半径が約2インチであり約45゜の
範囲に亘つて延びる円弧によつて描かれた第二の
部分bが設けられている。更に部分bの機外側に
は約4インチの曲率半径を有し約221/2゜の範囲
に亘つて延びる円弧によつて描かれた第三の部分
cが設けられている。そして最後に約8インチの
曲率半径を有し約221/2゜の範囲に亘つて延びる
円弧によつて描かれた部分dが設けられている。
これら四個の曲線部a〜dは互に滑らかに接合さ
れていると同時に、後端リツプ38の機内側の点
41を主ロータパイロン面36bに滑らかに接続
しており、かかる特定の形状によつてロータヘツ
ドウエル28より放出されたガスをリツプに沿つ
て流れるようにし、流れの剥離を生ずることなく
パイロン表面36bに沿つて放出せしめる作用を
なす。 At any location AA, B--B, or CC, the cross-sectional shape curve of the lip 38 is as shown in FIG. Although such a curve regarding the actual rear end lip 38 has a radius of curvature that changes continuously, in FIG. It is said to be the shape. As shown in FIG. 13, the inboard portion of the rear end lip 38 has the greatest curvature and is defined by an arc extending approximately 90 degrees with a radius of curvature of 1 inch, and extends approximately 30 degrees from the surface 36b. It is located on the inside of the inch machine. A second portion b is provided outward from the portion a and is drawn by a circular arc having a radius of curvature of approximately 2 inches and extending over a range of approximately 45°. Further outboard of section b is a third section c, which is defined by an arc having a radius of curvature of about 4 inches and extending over an area of about 221/2 degrees. Finally, there is a section d described by an arc having a radius of curvature of about 8 inches and extending over an area of about 221/2 degrees.
These four curved parts a to d are smoothly joined to each other, and at the same time smoothly connect the point 41 on the inboard side of the rear end lip 38 to the main rotor pylon surface 36b. Therefore, the gas discharged from the rotor headwell 28 is caused to flow along the lip and discharged along the pylon surface 36b without causing flow separation.
第13図に示す寸法より明らかな如く、後縁リ
ツプ38の部分aに沿う曲率半径はウエル開口3
0の直径の約3%であり、部分aの曲線はパイロ
ン表面36bより下方へウエル開口の約10%下が
つた位置にある点eを中心として描かれており、
後縁リツプ38はウエル開口の最小直径より17%
後方の位置であつて約5インチの距離だけ縦方向
に偏倚した位置にある点fにてパイロン表面36
に接合するようになつている。従つて後縁リツプ
38はその機内側の端部に於いて最も大いな曲率
を有し、これより機外側へ向けて次第に曲率が減
少し、パイロン表面36bへ滑らかに接合してい
る。本発明者が別途出願した米国特許出願第
904956号には、ロータヘツドウエルの開口部に湾
曲した後縁リツプが示されているが、この後縁リ
ツプは本願発明に於ける如き特別な曲率を有する
ものではない。 As is clear from the dimensions shown in FIG. 13, the radius of curvature along portion a of the trailing edge lip 38 is
0, and the curve of part a is drawn centered on point e, which is located about 10% of the well opening below the pylon surface 36b,
Trailing edge lip 38 is 17% smaller than the minimum diameter of the well opening
Pylon surface 36 at a point f located aft and longitudinally offset by a distance of approximately 5 inches.
It is now connected to the Therefore, the trailing edge lip 38 has the greatest curvature at its inboard end, and the curvature gradually decreases outwardly from this point to smoothly join the pylon surface 36b. Separately filed U.S. Patent Application No.
No. 904,956 shows a curved trailing edge lip at the rotor headwell opening, but this trailing edge lip does not have the special curvature of the present invention.
再び第5図に戻つて、更に下流側にある場所2
に於ける流速分布について見る。主ロータの後方
の領域に於いては二つの影響が見られる。その一
つは、ロータヘツドの後方に於ける低エネルギの
航跡へ上方及び側方から高エネルギの空気が拡散
流入していることにより、流速が増大し、より安
定になつてきていることであり、他の一つはボデ
ーの湾曲した後部に関して第2図を参照して先に
説明した如く、一部は粘性の影響によりまた一部
は逆圧力勾配の影響によつてパイロン頂面36に
近い位置に於ける流速が低下してきていることで
ある。第5図を参照すれば、パイロン頂面36よ
り流れが早期に剥離することを避けるためには、
頂面36に近い位置に於ける最初の流速ができる
だけ高いことが重要である。従つて場所1の前方
に於ける選択的に湾曲されたリツプ38は、場所
2程度の後方まで剥離が生ずることを阻止する上
で有効に作動している。場所2に於ける速度プロ
フイルは図示の如くであるが、連続して逆の圧力
勾配が作用することにより、このままで境界層が
再付勢されないこと、これより僅か下流に於いて
は剥離が生ずる。 Returning to Figure 5 again, location 2 further downstream
Let's look at the flow velocity distribution at . Two effects can be seen in the region behind the main rotor. One is that the flow velocity is increasing and becoming more stable due to the diffusion of high-energy air from above and from the sides into the low-energy wake behind the rotor head. The other is the curved rear part of the body, as explained above with reference to FIG. The reason is that the flow velocity in the area is decreasing. Referring to FIG. 5, in order to avoid premature separation of the flow from the pylon top surface 36,
It is important that the initial flow velocity near the top surface 36 be as high as possible. Therefore, the selectively curved lip 38 in front of location 1 is effective in preventing delamination from occurring as far back as location 2. The velocity profile at location 2 is as shown in the figure, but due to the continuous and opposite pressure gradient, the boundary layer is not re-energized, and separation occurs slightly downstream from this point. .
従つて湾曲した後縁リツプ38の或る選択され
た距離だけ下流側にある位置に於いて(この距離
は各ヘリコプタの主ロータパイロンの空気力学的
特性によつて定められる)境界層制御スロツト4
0が設けられ、表面に沿う流れを再付勢し、流れ
の剥離を避けることが行なわれる。この境界層制
御スロツト40はパイロン頂面36のほぼ全幅を
横切つて横方向に延びるスロツトであり、これは
先細ノズルとして形成されており、それを通つて
噴出される流体流が境界層にエネルギを与えるよ
うになつている。本発明によれば、S―76ヘリコ
プタの場合には、エンジン及びトランスミツシヨ
ンオイルクーラを冷却するのに使用された空気流
の主要部がこの境界層制御スロツト40を経て噴
出されるようになつている。境界層制御スロツト
40は先細ノズルとして形成されており、この空
気流を加速しそれを頂面36に実質的に平行に下
流方向へ向けて噴出す。面36は実質的に飛行方
向に即ち自由流の方向に向いており、境界層制御
スロツト40より噴出される流体はこの方向に噴
出されることに注目されたい。この境界層制御ス
ロツトから噴出された空気流はパイロンの頂面3
6に近い境界層にエネルギを与え、これによつて
場所3に於いては図示の如き流速プロフイルが得
られる。この流速プロフイルは主ロータパイロン
26のこの部分より後方の部分へかけて生じてい
る連続的逆圧力勾配に対して剥離が生ずることを
抑える作用をなし、これによつて場所4に示す如
き流速分布が達成される。場所4に於いては表面
近くの境界層の流速は再び非常に小さくなつてお
り、これより僅かに後流側の位置にては流れの剥
離が起こる状態になつていることに注目された
い。 Thus, at a location a selected distance downstream of the curved trailing edge lip 38 (this distance being determined by the aerodynamic characteristics of each helicopter's main rotor pylon), the boundary layer control slot 4
0 is provided to reenergize the flow along the surface and avoid flow separation. The boundary layer control slot 40 is a slot that extends laterally across substantially the entire width of the pylon top surface 36 and is configured as a tapered nozzle through which the fluid stream ejected imparts energy to the boundary layer. It is beginning to give. According to the present invention, in the case of the S-76 helicopter, the main part of the airflow used to cool the engine and transmission oil cooler is directed through this boundary layer control slot 40. ing. Boundary layer control slot 40 is configured as a tapered nozzle to accelerate the airflow and direct it downstream substantially parallel to top surface 36. Note that the face 36 faces substantially in the direction of flight, ie, in the direction of the free stream, and fluid ejected from the boundary layer control slot 40 is ejected in this direction. The airflow ejected from this boundary layer control slot connects to the top surface 3 of the pylon.
energizes the boundary layer near point 6, which results in the flow velocity profile at location 3 as shown. This flow velocity profile acts to reduce separation from the continuous adverse pressure gradient that is occurring aft of this portion of the main rotor pylon 26, thereby producing a flow velocity distribution as shown at location 4. is achieved. Note that at location 4, the flow velocity in the boundary layer near the surface has become very small again, and at a position slightly downstream of this, flow separation has occurred.
場所4の後流側にて流れの剥離が生ずることを
阻止するために、エンジンの排気ガス及びオイル
クーラの排気ガスの残りが適当なダクト、好まし
くは変向ベーンを経て放出され、排気ポート50
より飛行方向に実質的に平行に下流方向へ向けて
噴出され、流れの剥離が生ずることを阻止する。
この排気速度は高く且つその流量は大きいので、
第5図の場所5に於ける速度プロフイルが示す如
く、境界層の強力な付勢を行なう。もし排気ガス
がかかる態様にて境界層中へ導入されず、米国意
匠登録第239930号に示されておりまた従来のほと
んどのヘリコプタに於いて行なわれていた如く、
低速にて横方向へ噴出されるならば、ロータパイ
ロンは場所4より後方へ向けて湾曲されねばなら
ず、これによつて連続的逆圧力勾配による流れの
剥離とそれに伴う抗力の増大が生じるであろう。 In order to prevent flow separation occurring downstream of location 4, the remainder of the engine exhaust gases and oil cooler exhaust gases are discharged through a suitable duct, preferably a diverting vane, and are discharged through the exhaust port 50.
The jet is ejected in a downstream direction substantially parallel to the direction of flight, thereby preventing flow separation from occurring.
This pumping speed is high and the flow rate is large, so
As shown by the velocity profile at location 5 in FIG. 5, a strong biasing of the boundary layer is achieved. If the exhaust gases are not introduced into the boundary layer in such a manner, as shown in U.S. Design Registration No. 239,930 and as was done in most prior helicopters,
If ejected laterally at low speeds, the rotor pylon would have to be curved aft from location 4, which would cause flow separation and a consequent increase in drag due to continuous adverse pressure gradients. Probably.
S―76の二つのガスタービンエンジンは横方向
に隔てられており、それらの排気ダクトもそのよ
うに配置されているので、オイルクーラの空気の
一部はこれら二つのエンジン排気ダクトの間に設
けられたダクトに導かれ、エンジン排気に平行な
方向に排出される。二つのエンジン排気の間に於
けるオイルクーラ冷却空気の排出は、二つのエン
ジン排気流の間に固体表面が生ずることを回避さ
せ、そこに負圧が発達することにより寄生的抗力
が生ずることを阻止する。 Since the two gas turbine engines of the S-76 are laterally separated and their exhaust ducts are also arranged as such, a portion of the oil cooler air is placed between these two engine exhaust ducts. The exhaust gas is guided into a duct that is parallel to the engine exhaust gas. Exhausting the oil cooler cooling air between the two engine exhausts avoids the creation of a solid surface between the two engine exhaust streams, where negative pressure can develop and create parasitic drag. prevent.
このことは第6図によりよく示されている。第
6図は、もしオイルクーラからの排気が二つの横
方向に分かれて配置されたエンジン排気ポートの
間に配置されたポートを排出されない場合に、主
ロータパイロンが二つのエンジン排気ダクトの間
に固体表面42を生じないように排気ダクトに近
接する位置44にて終わるように構成されなけれ
ばならないこと、或は面46の如く実質的に後流
側まで延び場所48にて終わらなければならない
こと、を示している。このうち面42とする方法
によるときは、その角度が大きいことから流れの
剥離が生じ、高い抗力を生ずるという問題があ
る。また角度の小さい面46が選択されるときに
は、これによつて航空機の重量が増し、また高温
で且つ高速のエンジン排気に曝される面がかなり
増大し、表面摩擦による抗力増大の問題が生ず
る。 This is better illustrated in FIG. Figure 6 shows that the main rotor pylon is located between the two engine exhaust ducts if the exhaust from the oil cooler is not routed through a port located between the two laterally located engine exhaust ports. It must be configured to terminate at a location 44 proximate to the exhaust duct so as not to create a solid surface 42, or it must extend substantially to the downstream side such as a surface 46 and terminate at a location 48. , is shown. Among these methods, when using the method of forming the surface 42, there is a problem in that the large angle causes separation of the flow and generates a high drag force. Also, when a low angle surface 46 is selected, this increases the weight of the aircraft and significantly increases the surface area exposed to hot and high velocity engine exhaust, creating the problem of increased drag due to surface friction.
上述の如き流れの剥離に基く抗力を低減するこ
とに加えて、オイルクーラの排気を横方向に分離
して配置されたエンジン排気ガスダクトの間より
噴出することの他の一つの利点は、かかる排気の
全てがほぼ飛行方向に下流側へ向けて且つ巡航速
度にほぼ等しい速度にて噴出されることであり、
これによつてもし排気が従来の技術に於ける如く
実質的に横方向へ向けて且つ非常に低い速度にて
噴出される場合に生ずるかなりの運動量抗力損失
(これは排気ガス質量×飛行速度に等しい)が回
避されることである。エンジン排気ガス及びオイ
ルクーラ冷却空気の速度は、以下に論じられてい
る如く、噴出口の寸法を選択することによつて巡
航速度にほぼ等しい値とされる。 In addition to reducing drag due to flow separation as described above, another advantage of directing oil cooler exhaust from between laterally separated engine exhaust gas ducts is that such exhaust All of the jets are ejected approximately downstream in the direction of flight and at a speed approximately equal to the cruising speed,
This results in significant momentum drag losses (this is equal to exhaust gas mass times flight speed) if the exhaust is ejected substantially laterally and at a very low velocity, as in the prior art. equal) is to be avoided. Engine exhaust gas and oil cooler cooling air velocities are made approximately equal to cruise speed by selecting the orifice dimensions, as discussed below.
第5図に示す如く、主ロータパイロン頂面36
の端部に於いては、主ロータパイロンは鋭い縁部
或はリツプ52を郭定しており、これによつてこ
の点にて流れの剥離を誘起し、エンジン排気ガス
が大気と混合することにより実質的に冷却される
以前にヘリコプタの尾部に衝突することを阻止す
るようになつている。 As shown in FIG. 5, the main rotor pylon top surface 36
At the end of the rotor pylon, the main rotor pylon defines a sharp edge or lip 52, which induces flow separation at this point and prevents engine exhaust gases from mixing with the atmosphere. It is designed to prevent it from impacting the tail of the helicopter before it has substantially cooled down.
従つて主ロータパイロン26に沿つては境界層
制御機構が作動する三つの場所が存在する。これ
らはロータヘツドウエル開口30の後側に於ける
湾曲した後縁リツプ38、横方向の境界層制御ス
ロツト40、排気ポート50であり、これらは全
て流れの剥離を阻止するようになつている。鋭い
リツプ52は、ヘリコプタの尾部やタービンブレ
ードがその周りを流れる流体の運動を妨げないよ
う、流れの剥離を生ぜしめる作用をしている。 There are therefore three locations along the main rotor pylon 26 where the boundary layer control mechanism operates. These are a curved trailing edge lip 38 on the aft side of the rotor headwell opening 30, a lateral boundary layer control slot 40, and an exhaust port 50, all of which are designed to prevent flow separation. The sharp lip 52 acts to create flow separation so that the helicopter tail and turbine blades do not interfere with the movement of the fluid flowing around them.
湾曲したロータヘツドウエル開口30と境界層
制御スロツト40と排気ガスポート50が用いら
れていることによつて得られる共働作用及び相乗
効果を見るために、第7図を参照されたい。第7
図は定性分析と試験結果に基き抗力を境界層制御
用噴出動力に対し表示したものである。曲線54
はロータヘツドウエルに通常の鋭いリツプを用い
ることと境界層制御スロツト40を用いることと
の組合わせによる場合の空気力学的作動を示し、
これに対し曲線56は本発明による湾曲リツプと
境界層制御スロツト40とを組合わせて用いた場
合の空気力学的作動を示す。第7図の曲線よりわ
かる如く、オイルクーラの設計流量に於いては曲
線54は点Aに於ける抗力を示し、これに対し曲
線56は点Bの抗力を示す。後縁リツプ38によ
る抗力低下や点AとBに於ける抗力の差である。
更にもし二つのエンジン排気ダクトを横方向に隔
置して配置し、その間にオイルクーラダクトを横
方向に整列して配置する代わりに中央のオイルク
ーラダクトに卒代えて第6図の表面42または4
6を用いたとすると、第7図に於いて表面42を
用いた構造の場合には抗力は点42′より始まり、
また表面46を用いた構造の場合には抗力は点4
6′より始まるであろう。 See FIG. 7 to see the synergy and synergy achieved by the use of curved rotor headwell openings 30, boundary layer control slots 40, and exhaust gas ports 50. 7th
The figure shows the drag force versus the ejection power for boundary layer control based on qualitative analysis and test results. curve 54
shows the aerodynamic operation in combination with the use of a conventional sharp lip in the rotor headwell and the use of a boundary layer control slot 40,
In contrast, curve 56 shows the aerodynamic behavior when using the curved lip in combination with the boundary layer control slot 40 according to the present invention. As can be seen from the curves in FIG. 7, at the design flow rate of the oil cooler, curve 54 shows the drag force at point A, whereas curve 56 shows the drag force at point B. These are the drag reduction due to the trailing edge lip 38 and the difference in drag at points A and B.
Furthermore, if the two engine exhaust ducts are laterally spaced apart and the oil cooler duct is laterally aligned between them, instead of a central oil cooler duct, the surface 42 of FIG. 4
6 is used, in the case of the structure using surface 42 in FIG. 7, the drag force starts from point 42',
In addition, in the case of a structure using surface 46, the drag force is at point 4
It will start at 6'.
第8図は本発明の一つの実際的な実施例を示
す。この実施例に於いては、室58及び60がパ
イロン26を横切つて横方向に延在しており、胴
体12の残りの部分の一部がその間にエンジン室
62を郭定している。図には示されていない縦方
向の隔壁がエンジン室62をガスタービンエンジ
ン34a及び34bに対する個々の室に分けてい
る。エンジン34aはヘリコプタ10の左弦側に
配置され且つ縦方向に延在しており、ガスタービ
ン34bはヘリコプタ10の右弦側に配置され且
つ縦方向に延在している。同様に隔壁60a及び
64の共働によりエンジン吸気プレナム66が郭
定されている。空気はパイロン26の両側に配置
されたラムスクープ67を経て吸気プレナム66
へ流入する。図には示されていない縦方向に延在
する中央隔壁により吸気プレナム66は各エンジ
ンに対する個々のプレナムに分けられており、こ
のうちエンジン34aに対する入口は68にて示
されている。エンジン34bに対する吸入口はこ
れと同じであるが、第8図に於いてはダクトの後
方に隠れている。隔壁64は主ロータパイロン2
6及び胴体12の他の部分と共働し、ロータヘツ
ドウエル28を郭定しており、その中にトランス
ミツシヨン32が固定配置されている。第5図に
関連して記述した如く、ロータウエル開口30は
その後方に選択的に湾曲されたリツプ38を有す
る。従来の要領により、ガスタービンエンジン3
4は駆動列を経てトランスミツシヨン32を駆動
し、該トランスミツシヨンは主ロータ18をその
回転軸線19の周りに回転駆動する。ダクト70
及び72はそれぞれエンジン34a及び34bか
らの排気ガスを導き、これらをそれぞれ排気ポー
ト50の両側部に配置された出口74及び76を
経て後方へ排出する。これらの排気ガスはダクト
70及び72の形状を適当に設計することにより
また一つ或はそれ以上の回動ベーン78及び80
(第9図)の共働作用によつて所要の方向に向け
られる。第9図によりよく示されている如く、排
気ポート74及び76はパイロンが郭定する排気
ポート50内に配置され、これより僅かに小さく
構成されており、これによつてその周りの少なく
とも一部、好ましくはその全周に隙間82及び8
4を残すように構成されている。これらの隙間は
スクープ86等と共働し、エンジン室62へ冷却
空気を供給する作用をなす。即ち空気はスクープ
86よりエンジン室内へ流入し、隙間82及び8
4を経て噴出される態様にて排出され、エンジン
34a及び34bに対する空冷作用を与える。 FIG. 8 shows one practical embodiment of the invention. In this embodiment, chambers 58 and 60 extend laterally across pylon 26 with a portion of the remainder of fuselage 12 defining an engine chamber 62 therebetween. A longitudinal bulkhead, not shown, separates engine chamber 62 into individual chambers for gas turbine engines 34a and 34b. The engine 34a is arranged on the left chord side of the helicopter 10 and extends in the longitudinal direction, and the gas turbine 34b is arranged on the right chord side of the helicopter 10 and extends in the longitudinal direction. Similarly, bulkheads 60a and 64 cooperate to define an engine intake plenum 66. Air passes through ram scoops 67 located on both sides of the pylon 26 and into the intake plenum 66.
flow into. A longitudinally extending central bulkhead, not shown, divides the intake plenum 66 into individual plenums for each engine, the inlet for engine 34a being indicated at 68. The intake port for engine 34b is the same, but is hidden behind the duct in FIG. The bulkhead 64 is the main rotor pylon 2
6 and other parts of the fuselage 12 to define a rotor headwell 28 in which a transmission 32 is fixedly arranged. As described in connection with FIG. 5, the rotor well opening 30 has a selectively curved lip 38 at the rear thereof. According to the conventional procedure, the gas turbine engine 3
4 drives a transmission 32 via a drive train, which drives the main rotor 18 in rotation about its axis of rotation 19. duct 70
and 72 respectively conduct exhaust gases from the engines 34a and 34b and discharge them rearwardly through outlets 74 and 76, respectively, located on either side of the exhaust port 50. These exhaust gases can also be routed through one or more rotating vanes 78 and 80 by suitably designing the shape of ducts 70 and 72.
It is directed in the required direction by the cooperative action of (Fig. 9). As best shown in FIG. 9, exhaust ports 74 and 76 are located within the exhaust port 50 defined by the pylon and are configured to be slightly smaller than, thereby providing at least a portion of the circumference thereof. , preferably with gaps 82 and 8 around its entire circumference.
It is configured to leave 4. These gaps work together with the scoop 86 and the like to supply cooling air to the engine compartment 62. That is, air flows into the engine compartment through the scoop 86 and passes through the gaps 82 and 8.
4, and provides air cooling to the engines 34a and 34b.
エンジン及びトランスミツシヨン32はエンジ
ン吸気プレナム66内にあつてダクト92,9
6,94内にそれぞれ配置されたオイルクーラ8
6,90,88を有する。オイルクーラダクト9
2及び96はこれら各ダクトの入口部に設けられ
たフアン或はポンプ98の作用によりエンジン吸
気プレナム66より空気を供給されるようになつ
ている。空気はダクト92及び96を通つて流れ
る際に熱交換器86及び90の油を通すコア上を
流れ、エンジンの潤滑油を冷却する。ダクト92
及び96は開口100及び102に終わつてい
る。ダクト94はダクト92と96の間に配置さ
れ、ウエル28内に配置されたポンプ104より
空気を送られるようになつている。ポンプ104
はトランスミツシヨンによつて駆動されるのが好
ましい。ポンプ104からの空気はダクト94を
通り、更にトランスミツシヨンオイルクーラ88
を通つて熱交換関係に流れる。ダクト94は出口
106に終わつている。ダクト92,94,96
の出口100,106,102はそれぞれオイル
クーラの冷却空気を共通のダクト110へ放出す
る。この空気のうちの或る選択された部分は第5
図に於いて特に詳細に示した横方向に延びる境界
層制御スロツト40を経て放出され、残りの空気
はダクト110を経て後方へ導かれる。ダクト1
10は後方へ向かうに従つて横幅が狭まつてお
り、これを通つて導かれた空気はエンジン排気ガ
ス出口74及び76の間に配置されこれらと実質
的に同じ面内にありこれらと共働して排気ポート
50を郭定している空気出口112より放出され
る。排気ポート50は出口74,76,112に
よつて実質的に満たされている。 The engine and transmission 32 are located within the engine intake plenum 66 and ducts 92,9
Oil coolers 8 disposed in 6 and 94, respectively.
It has 6,90,88. Oil cooler duct 9
2 and 96 are supplied with air from the engine intake plenum 66 by the action of a fan or pump 98 provided at the entrance of each of these ducts. As the air flows through ducts 92 and 96, it flows over the oil-passing cores of heat exchangers 86 and 90, cooling the engine's lubricating oil. duct 92
and 96 terminate in openings 100 and 102. Duct 94 is located between ducts 92 and 96 and is adapted to receive air from a pump 104 located within well 28. pump 104
is preferably driven by a transmission. Air from pump 104 passes through duct 94 and further to transmission oil cooler 88.
through which it flows into the heat exchange relationship. Duct 94 terminates in outlet 106. Duct 92, 94, 96
The outlets 100, 106, 102 each discharge oil cooler cooling air into a common duct 110. Some selected portion of this air
It is discharged through a laterally extending boundary layer control slot 40, shown in particular detail in the figures, and the remaining air is directed rearwardly through a duct 110. Duct 1
10 has a width that narrows toward the rear, through which the air directed is located between engine exhaust gas outlets 74 and 76, substantially in the same plane as these and cooperating with them. The air is discharged through an air outlet 112 defining an exhaust port 50. Exhaust port 50 is substantially filled by outlets 74, 76, 112.
従つてエンジン34a及び34bからの排気は
それぞれ排気ポート74及び76を経て排出さ
れ、オイルクーラの冷却空気はオイルクーラ8
6,88,90上を流れた後ダクト110にて合
流され、その一部は境界層制御スロツト40を経
て排出され、残りは排気ポート74と76の間に
配置されこれらと共働して排気ポート50を郭定
しているオイルクーラ空気排出ポート112より
排出される。 Therefore, exhaust gas from engines 34a and 34b is discharged through exhaust ports 74 and 76, respectively, and cooling air for the oil cooler is discharged through exhaust ports 74 and 76, respectively.
6, 88, and 90 and are combined in duct 110, a portion of which is discharged through boundary layer control slot 40, and the remainder is disposed between exhaust ports 74 and 76 and cooperates with these to exhaust air. The oil cooler air exhaust port 112 defines the port 50.
境界層制御スロツト40はダクト110の頂壁
に設けられるのが好ましい。境界層制御スロツト
からの空気の排出は、該スロツトへの流入リツプ
がダクト内流れに対するラムスクープを形成して
いること(第5図参照)及びダクト110内の正
圧がブロワの作用によつてパイロンの外側表面に
於ける圧力よりも高いことによつて付勢される。 Boundary layer control slot 40 is preferably provided in the top wall of duct 110. The evacuation of air from the boundary layer control slot is accomplished by the fact that the inlet lip into the slot forms a ram scoop for the flow in the duct (see Figure 5) and that the positive pressure in the duct 110 is maintained by the action of the blower. It is energized by being higher than the pressure on the outer surface of the pylon.
エンジン排気ガスの速度はエンジンの出力状態
及び排気ダクトの出口74及び76の開口面積に
よつて定まる。オイルクーラの排気速度はオイル
クーラを通る空気の質量流量(ブロワの設計によ
る)及びスロツト40とダクト110の出口11
2の組合わさつた開口面積によつて定まる。開口
40,74,76及び/または112の開口部
は、もし望むなら固定式の先細ノズルによつて郭
定されてよく、或はまた可変開口ノズルによつて
郭定されてもよい。 The velocity of the engine exhaust gas is determined by the engine output condition and the opening area of the exhaust duct outlets 74 and 76. The pumping speed of the oil cooler depends on the mass flow rate of air through the oil cooler (depending on the blower design) and the outlet 11 of the slot 40 and duct 110.
It is determined by the combined opening area of the two. The apertures of apertures 40, 74, 76 and/or 112 may be defined by fixed tapered nozzles, if desired, or alternatively by variable aperture nozzles.
本発明により改良されたヘリコプタの外部構造
をよりよく理解するために、第9図及び第10図
を参照されたい。図示の如く、主ロータパイロン
26は胴体12の他の部分より垂直方向上方へ突
出ており、縦方向に関しては前縁14と尾部16
の間に位置している。パイロン26の頂面36は
前方部36aを含み、これはロータヘツドウエル
28の頂部を形成し、ロータヘツドウエル開口3
0を有し、その内側に選択的に湾曲された後縁リ
ツプ38を備えている。前方部36aは頂面の中
央部36bに滑らかに接合している。この頂面中
央部36bは飛行方向より僅かに外れる方向へ湾
曲している。後方の面部36cはほぼ飛行方向に
延在しており、面部36d及び排気ポート50よ
り垂直方向下方に位置している。境界層制御スロ
ツト40は面部36dに設けられている。面部3
6cの鋭い後方縁部52にはパロロン延長部11
8が滑らかに接続しており、尾部16につながつ
ている。パイロン26は更に滑らかな空気力学的
側面114及び116を有し、これらの側面は前
端部にて互に接合して主ロータパイロン26の前
縁部を形成しており、これらの面はこの点より下
流側へ向けて未広状になり、ロータヘツドウエル
28を郭定し、これより更にエンジン空気吸入口
の所まで広がり、これより先細となつてパイロン
延長部118を郭定している。従つてかかる構造
によれば、ロータヘツドウエル28より放出され
た空気は選択的に湾曲された後縁リツプ38によ
り面部36bに沿つて後方へ流れ、それが面部3
6b上を流れるとき境界層制御スロツト40によ
つてその境界層にエネルギを与えられ、更に排気
ポート50より噴出される流体によつてその境界
層にエネルギが与えられ、次いで面部36cに沿
つて流れた後鋭いリツプ52上を流れ、ここで流
れはパイロン26より離れる方向に剥離され、高
温のエンジン排気ガスが大気によつて実質的に冷
却される以前に尾部16に衝突することが阻止さ
れる。リツプ52よりかなり後流側にてはエンジ
ン排気ガスは大気によつて実質的に冷却されるの
で、この状態でそれがロータの吹下げ作用によつ
てヘリコプタの尾部に衝突しても問題とはならな
い。 For a better understanding of the external structure of the improved helicopter according to the present invention, please refer to FIGS. 9 and 10. As shown, the main rotor pylon 26 projects vertically upwardly from the rest of the fuselage 12, with the leading edge 14 and the tail section 16 extending longitudinally.
It is located between. The top surface 36 of the pylon 26 includes a forward portion 36a, which forms the top of the rotor headwell 28 and which connects the rotor headwell opening 3.
0 and has a selectively curved trailing edge lip 38 on its inner side. The front portion 36a is smoothly joined to the center portion 36b of the top surface. This top central portion 36b is curved in a direction slightly deviating from the flight direction. The rear surface portion 36c extends substantially in the flight direction and is located vertically below the surface portion 36d and the exhaust port 50. A boundary layer control slot 40 is provided in surface portion 36d. Surface part 3
The sharp rear edge 52 of 6c has a Parolon extension 11.
8 are connected smoothly and are connected to the tail section 16. The pylon 26 further has smooth aerodynamic sides 114 and 116 that join together at the forward end to form the leading edge of the main rotor pylon 26; It becomes unwidened further downstream to define the rotor headwell 28, widens further to the engine air intake, and tapers from there to define the pylon extension 118. According to this structure, the air discharged from the rotor headwell 28 flows rearward along the surface portion 36b by the selectively curved trailing edge lip 38, and the air flows backward along the surface portion 36b.
6b, the boundary layer is energized by the boundary layer control slot 40, further energized by the fluid ejected from the exhaust port 50, and then flows along the surface 36c. The flow then flows over a sharp lip 52 where the flow is separated away from the pylon 26 and prevents the hot engine exhaust gases from impinging on the tail section 16 before being substantially cooled by the atmosphere. . Significantly downstream of the lip 52, the engine exhaust gases are substantially cooled by the atmosphere, so it is not a problem if they collide with the tail of the helicopter due to the down-rotor action. No.
境界層制御スロツト40及び排気ポート50を
郭定する開口74,76及び112は、いずれも
それより排出されるガスの速度を制御する必要が
あるときには、従来の要領によりその開口面積が
変えられるように構成されてよいものである。 The openings 74, 76, and 112 defining the boundary layer control slot 40 and the exhaust port 50 are all adapted to have their opening areas varied in a conventional manner when it is necessary to control the velocity of gas exiting therefrom. It may be configured as follows.
以上に説明した本発明の実施例について本発明
の範囲内にて種々の修正が可能であることは当業
者にとつて明らかであろう。 It will be apparent to those skilled in the art that various modifications can be made to the embodiments of the invention described above without departing from the scope of the invention.
第1図は本発明を組込んだシコルスキ社のS―
76ヘリコプタを示す斜視図である。第2図は従来
の主ロータパイロン頂面を示す図であり、その境
界層流に於ける欠点を示す図である。第3図は一
つの物体の周りの理想流体の流れを示す図であ
る。第4図は一つの物体の周りの実際の流体の流
れを示す図である。第5図は本発明によつてパイ
ロン上を流れる空気流の境界層が好ましい態様に
制御されることを示す図である。第6図は第5図
に示す部分について本発明の構造に代わる他の構
造を示す図である。第7図は本発明に従つて構成
される湾曲したロータヘツドウエル開口と境界層
制御スロツトと排気ポート構造の共働作用或は相
乗効果を示すために境界層制御用噴出動力に対す
る抗力の関係を示すグラフである。第8図はS―
76の主ロータパイロン部を一部破断しその内部に
設けられた境界層付勢流体源を示す斜視図であ
る。第9図はS―76ヘリコプタの主ロータパイロ
ン部であつて本発明を組込んだ部分を示す斜視図
である。第10図は本発明を組込んだS―76ヘリ
コプタのパイロン部を示す側面図である。第11
図は主ロータウエル開口及びその選択的に湾曲さ
れた後縁リツプを示す主ロータパイロンの頂部の
平面図である。第12図は第11図の線12―1
2による断面形状を示す図である。第13図は第
11図の線A―A、B―B或はC―C或はその他
のこれらに平行な断面に於ける断面形状を示す図
である。
10…ヘリコプタ、12…胴体、14…前縁
部、16…尾部、18…主ロータ、20…尾部ロ
ータ、22…操縦室、24…客室、26…主ロー
タパイロン、28…ロータヘツドウエル、30…
ロータヘツドウエル開口、32…トランスミツシ
ヨン、34…ガスタービンエンジン、36…パイ
ロン頂面、38…後縁リツプ、40…境界層制御
スロツト、50…排気ポート、52…後縁リツ
プ、58,60…室、62…エンジン室、64…
隔壁、66…吸気プレナム、67…ラムスクー
プ、68…エンジン吸入口、70,72…ダク
ト、74,76…排気ポート、78,80…回動
ベーン、82,84…隙間、86,88,90…
オイルクーラ、92,94,96…ダクト、98
…ポンプ、100,102…開口、104…ポン
プ、106…出口、110…ダクト、112…出
口。
Figure 1 shows Sikorski's S-
76 helicopter is a perspective view. FIG. 2 is a diagram showing the top surface of a conventional main rotor pylon, and is a diagram showing a drawback in the boundary layer flow. FIG. 3 is a diagram showing an ideal fluid flow around an object. FIG. 4 is a diagram showing the actual flow of fluid around an object. FIG. 5 is a diagram showing that the boundary layer of the airflow flowing over the pylon is controlled in a preferred manner by the present invention. FIG. 6 is a diagram showing another structure for the part shown in FIG. 5 in place of the structure of the present invention. FIG. 7 shows the relationship of drag force to boundary layer control jet power to illustrate the synergistic effect of the curved rotor headwell opening, boundary layer control slot, and exhaust port structure constructed in accordance with the present invention. This is a graph showing. Figure 8 shows S-
76 is a partially cutaway perspective view showing a boundary layer biasing fluid source provided inside the main rotor pylon portion of the engine. FIG. 9 is a perspective view of the main rotor pylon portion of the S-76 helicopter into which the present invention is incorporated. FIG. 10 is a side view of the pylon section of the S-76 helicopter incorporating the present invention. 11th
The figure is a plan view of the top of the main rotor pylon showing the main rotor well opening and its selectively curved trailing edge lip. Figure 12 is line 12-1 in Figure 11.
FIG. 2 is a diagram showing a cross-sectional shape according to No. 2; FIG. 13 is a diagram showing a cross-sectional shape taken along lines AA, BB, or CC in FIG. 11, or other cross-sections parallel to these lines. DESCRIPTION OF SYMBOLS 10... Helicopter, 12... Fuselage, 14... Leading edge, 16... Tail, 18... Main rotor, 20... Tail rotor, 22... Cockpit, 24... Cabin, 26... Main rotor pylon, 28... Rotor headwell, 30 …
Rotor headwell opening, 32... Transmission, 34... Gas turbine engine, 36... Pylon top surface, 38... Trailing edge lip, 40... Boundary layer control slot, 50... Exhaust port, 52... Trailing edge lip, 58, 60 ...chamber, 62...engine room, 64...
Partition wall, 66... Intake plenum, 67... Ram scoop, 68... Engine inlet, 70, 72... Duct, 74, 76... Exhaust port, 78, 80... Rotating vane, 82, 84... Gap, 86, 88, 90 …
Oil cooler, 92, 94, 96...Duct, 98
...pump, 100, 102...opening, 104...pump, 106...outlet, 110...duct, 112...outlet.
Claims (1)
主ロータパイロンの構造にして、緩やかな凸面状
をなし横方向に延在する後端縁にて終わるパイロ
ン頂面36を有し、前記パイロン頂面はその前方
部に環状の縁部にて限られたロータヘツドウエル
開口30を形成されており、前記ロータヘツドウ
エル開口の後縁部はそれを横切る空気流を前記パ
イロン頂面のそれより後方に位置する表面に沿つ
て流れる層流に形成すべく翼形断面を有する後縁
リツプ38として形成されており、前記パイロン
頂面の後方部には該パイロン頂面に沿つて形成さ
れる空気の層流の境界層を付勢すべく空気を吹出
す境界層制御スロツト40が形成されており、前
記パイロン頂面の後端縁の下にエンジン排気ガス
を後方へ向けて吹出す排気ポート50が配置され
ていることを特徴とする構造。1 A construction of a main rotor pylon with boundary layer control means for a helicopter having a pylon top surface 36 having a gently convex shape and terminating in a laterally extending trailing edge; has a rotor headwell opening 30 defined at its forward portion with an annular edge, the trailing edge of said rotor headwell opening directing the airflow across it to a position aft of that of the top surface of said pylon. The pylon is formed as a trailing edge lip 38 with an airfoil-shaped cross section to form a laminar flow flowing along the surface where the pylon is located, and a layer of air formed along the top surface of the pylon is formed at the rear of the top surface of the pylon. A boundary layer control slot 40 is formed to blow out air to energize the boundary layer of the flow, and an exhaust port 50 is arranged below the trailing edge of the top surface of the pylon to blow engine exhaust gas rearward. A structure characterized by:
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